RU2506206C1 - Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления - Google Patents
Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2506206C1 RU2506206C1 RU2012129626/11A RU2012129626A RU2506206C1 RU 2506206 C1 RU2506206 C1 RU 2506206C1 RU 2012129626/11 A RU2012129626/11 A RU 2012129626/11A RU 2012129626 A RU2012129626 A RU 2012129626A RU 2506206 C1 RU2506206 C1 RU 2506206C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- separating part
- rocket
- compartment
- stage
- propulsion system
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано для спуска отделяющихся частей (ОЧ) ракет космического назначения (РКН) с орбит полезных нагрузок. ОЧ РКН содержит топливный отсек, силовой отсек с днищами. На верхнем днище установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, на нижнем - маршевая двигательная установка (МДУ) с удлиненным зарядом, соединенным электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. ОЧ РКН ориентируют и стабилизируют за счет энергетики газифицированных остатков компонентов жидкого топлива, прикладывают импульс скорости, зависящий от радиусов апогея и перигея орбиты спуска МДУ ОЧ. Изобретение позволяет уменьшить площадь района падения фрагментов ОЧ ступени РКН. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к способам спуска отделяющихся частей (04) ракет космического назначения (РКП) с орбит полезных нагрузок.
Известен «Способ спуска ускорителя ракеты космического назначения в посадочную зону и устройство для его осуществления» по патенту RU №2043954 МПК B64G 1/24, В64С 17/00. По данному способу осуществляется стабилизация, прицеливание и управляемый спуск 04 в ограниченный район с использованием аэродинамических сил.
Устройство спуска ускорителя РКН в посадочную зону содержит аэродинамические рули и электрогидромеханические приводы, связанные с радиолокатором, установленным на борту ускорителя первой ступени, с возможностью действия пропорционально величине рассогласования расчетной точки падения и положения радиомаяка.
Применение данного способа и устройства для его осуществления вызывает ряд проблем, в том числе:
- сложность установки аэродинамических рулей и их приводов;
- значительные время и средства, требующиеся для отработки такой системы.
Наиболее близким к предлагаемому способу и устройству для его осуществления является изобретение «Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления» по патенту RU №2414391 МПК B64G 1/24, В64С 17/00, по которому осуществляется стабилизация, ориентация и управляемое движение ОЧ за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска (ГРД). Управление движением ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД с обеспечением минимального угла атаки при входе ОЧ ступени РКН в плотные слои атмосферы и закручивают ОЧ вокруг ее продольной оси.
ОЧ ступени РКН на жидких компонентах топлива, включающая в свой состав систему управления и навигации, систему газификации, двигательную установку спуска, на верхнем днище топливного отсека установлены четыре камеры, каждая из которых оснащена приводом. Система газификации имеет автономный газогенератор с мембранной системой подачи компонентов топлива. Возбудители акустических колебаний размещены на штуцерах ввода теплоносителя в топливные баки.
Указанный выше способ и устройство для его осуществления обладают следующими недостатками:
- при спуске орбитальных ОЧ с орбит выведения космических аппаратов (КА) происходит разрушение ОЧ;
- разброс несгоревших и долетевших до Земли фрагментов ОЧ достигает значительных площадей.
Техническим результатом предлагаемого изобретения является минимизация площадей районов падения фрагментов ОЧ ступени РКН, повышение экологической безопасности ракетно-космической деятельности.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе спуска ОЧ ступени РКН, основанном на ориентации, стабилизации и управляемом движении ОЧ ступени РКН за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках ОЧ на основе их газификации и подачи в поворотные камеры ГРД, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД с помощью приложения импульса скорости, согласно заявляемому изобретению осуществляют членение конструкции ОЧ по месту соединения маршевой двигательной установки (ДУ) с остальными отсеками ОЧ с помощью направленного взрыва. Импульс скорости, прикладываемый к центру масс ОЧ ступени РКН, рассчитывают из условия спуска маршевой ДУ в заданную точку прицеливания на поверхности Земли, по формуле:
rπ - радиус перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,
rα - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,
µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·105 км3/с2.
В части устройства указанный технический результат достигается тем, что ОЧ ступени РКН на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры ГРД, а на нижнем днище установлена маршевая ДУ, согласно заявляемому изобретению, по периметру стыка маршевой ДУ и остальными отсеками ОЧ ступени РКН размещен удлиненный кумулятивный заряд, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания.
Сущность заявляемого технического решения поясняется чертежами, где на фиг.1. схематично изображена ОЧ ступени РКН, на фиг.2. - траектория спуска ОЧ на поверхность Земли.
Устройство, для реализации предлагаемого способа, включает топливный отсек 1, силовой отсек 2, на верхнем днище 3 силового отсека 2 установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя (ГРД) 4, а на нижнем днище 5 силового отсека 2 установлена маршевая ДУ 6. Дополнительно, по периметру стыка маршевой ДУ и остальными отсеками ОЧ ступени РКН размещен удлиненный кумулятивный заряд (УКЗ) 7, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания. УКЗ 7 предназначен для осуществления механического разрыва всех связей между маршевой ДУ 6 и остальными отсеками ОЧ ступени РКН (Удлиненный заряд. Советская военная энциклопедия / Под ред. Гречко А.А. - М.: Воениздат, 1976. - Т.8. - 690 с.).
Способ спуска ОЧ ступени РКН осуществляется следующим образом.
Осуществляют ориентацию и стабилизацию ОЧ ступени РКН.
Управление движением центра масс и вокруг центра масс ОЧ осуществляют отклонениями поворотных камер ГРД за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива на основе их газификации и подачи в поворотные камеры ГРД 4.
В момент времени t, с помощью поворотных камер ГРД 4, к центру масс ОЧ ступени РКН прикладывают импульс скорости AV.
Включают источник питания (после приложения импульса скорости) и подают напряжение на УКЗ 7, в результате чего происходит направленный взрыв, обеспечивающий членение конструкции ОЧ по месту расположения УКЗ на фрагменты: ДУ и остальные отсеки ОЧ ступени РКН (топливный отсек, силовой отсек).
Членение конструкции ОЧ на фрагменты приводит к увеличению площади соприкосновения с набегающим аэродинамическим потоком и, соответственно, к увеличению конвективных тепловых потоков.
Величину импульса ДГ определяют из условия спуска отсека ДУ в заданную точку прицеливания 8 на поверхности Земли, при движении ОЧ по траектории спуска на внеатмосферном 9 и атмосферном 10 участках. На фиг.2 позиция 11 означает границу внеатмосферного участка.
Vкр - круговая скорость орбиты спуска ОЧ,
Vα - апогейная скорость орбиты спуска ОЧ.
Vкр и Vα определяются по формулам:
µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·105 км3/с2,
r0 - радиус круговой орбиты ОЧ, в рассматриваемом случае равен rα
α - большая полуось орбиты спуска отделяющейся части,
rα - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ.
Преобразуя выражение (1) с учетом (2), (3), получим
rπ - радиус перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,
rα - радиус апогея орбиты спуска маршевой двигательной установки ОЧ,
µ - гравитационная постоянная Земли 3,986·105 км3/с2.
rπ - выбирают из условия спуска ОЧ в заданную точку прицеливания (υ - угол истинной аномалии) 8, как пересечение орбиты спуска 9 и 10 с поверхностью Земли.
На внеатмосферном участке движения 9 по траектории спуска разделенные фрагменты ОЧ будут двигаться как одна цель, а при движении на атмосферном участке 10 параметры их движения будут существенно различаться за счет различных аэродинамических коэффициентов, моментно-центровочных и массовых характеристик.
Например, при спуске ОЧ ступени РКН с круговой орбиты 200 км по орбите с параметрами rα=6571 км, rπ=6000 км. в соответствии с предложенным расчетом, ΔV~180 м/с, что соответствует углу истинной аномалии точки падения двигателя υ~200°.
Членение конструкции ОЧ ступени РКН на фрагменты: ДУ и остальные отсеки ОЧ приводит к:
- значительному сокращению района падения ОЧ ступени РКН.
- увеличению площади соприкосновения с набегающим аэродинамическим потоком и, соответственно, к увеличению конвективных тепловых потоков;
- обеспечению оперативного и безопасного увода ОЧ ступени РКН с орбиты, тем самым повышению экологической безопасности ракетно-космической деятельности;
- повышению вероятности сгорания в атмосфере топливного отсека;
- повышению достоверности и точности прогноза точки падения отсека ДУ (двигатель, турбонасосный агрегат), имеющей практически мало изменяющиеся аэродинамические характеристики.
Предлагаемое изобретение позволяет обеспечить оперативный и безопасный спуск ОЧ ступени РКН с орбиты, тем самым повысить экологическую безопасность ракетно-космической деятельности.
Claims (3)
1. Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, основанный на ориентации, стабилизации и управляемом движении отделяющейся части за счет энергетики, заключенной в невыработанных остатках компонентов жидкого топлива в баках отделяющейся части на основе их газификации и подачи в газовую ракетную двигательную установку спуска, при этом управление движением центра масс и вокруг центра масс отделяющейся части осуществляют отклонениями поворотных камер газовой реактивной двигательной установки с помощью приложения импульса скорости, отличающийся тем, что после приложения импульса скорости осуществляют членение конструкции отделяющейся части, по месту соединения маршевой двигательной установки с остальными отсеками отделяющейся части, с помощью направленного взрыва.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что импульс скорости, прикладываемый к центру масс отделяющейся части ступени ракеты космического назначения, рассчитывают из условия спуска отсека маршевой двигательной установки в заданную точку прицеливания на поверхности Земли по формуле:
,
где
µ - гравитационная постоянная Земли
,
rα, rπ - соответственно радиусы апогея и перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки отделяющейся части.
где
µ - гравитационная постоянная Земли
rα, rπ - соответственно радиусы апогея и перигея орбиты спуска маршевой двигательной установки отделяющейся части.
3. Отделяющаяся часть ступени ракеты космического назначения на жидких компонентах ракетного топлива, включающая в свой состав топливный отсек, силовой отсек, на верхнем днище которого установлены поворотные камеры газового ракетного двигателя, а на нижнем днище установлена маршевая двигательная установка, отличающаяся тем, что на нижнем днище силового отсека размещен удлиненный кумулятивный заряд, соединенный электрической связью через коммутирующее устройство с источником питания.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012129626/11A RU2506206C1 (ru) | 2012-07-12 | 2012-07-12 | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2012129626/11A RU2506206C1 (ru) | 2012-07-12 | 2012-07-12 | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012129626A RU2012129626A (ru) | 2014-01-20 |
RU2506206C1 true RU2506206C1 (ru) | 2014-02-10 |
Family
ID=49944971
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012129626/11A RU2506206C1 (ru) | 2012-07-12 | 2012-07-12 | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2506206C1 (ru) |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2581894C1 (ru) * | 2015-02-10 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации |
RU2643073C1 (ru) * | 2016-03-02 | 2018-01-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ спуска отделяющейся части ракеты-носителя |
RU2652356C1 (ru) * | 2014-05-28 | 2018-04-25 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Устройство управления для ракеты |
RU2746473C1 (ru) * | 2020-05-13 | 2021-04-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6036144A (en) * | 1997-10-03 | 2000-03-14 | Lockheed Martin Corporation | Mass producible launch system |
RU2353554C2 (ru) * | 2006-12-06 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Устройство для разделения коммуникаций |
RU96096U1 (ru) * | 2009-09-25 | 2010-07-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Ракета-носитель модульного типа (варианты) и ракетный модуль |
RU2414391C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
-
2012
- 2012-07-12 RU RU2012129626/11A patent/RU2506206C1/ru not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6036144A (en) * | 1997-10-03 | 2000-03-14 | Lockheed Martin Corporation | Mass producible launch system |
RU2353554C2 (ru) * | 2006-12-06 | 2009-04-27 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева" | Устройство для разделения коммуникаций |
RU2414391C1 (ru) * | 2009-06-22 | 2011-03-20 | Государственное Образовательное Учреждение Высшего Профессионального Образования "Омский Государственный Технический Университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления |
RU96096U1 (ru) * | 2009-09-25 | 2010-07-20 | Открытое Акционерное Общество "Государственный Ракетный Центр Имени Академика В.П. Макеева" | Ракета-носитель модульного типа (варианты) и ракетный модуль |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2652356C1 (ru) * | 2014-05-28 | 2018-04-25 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Устройство управления для ракеты |
RU2581894C1 (ru) * | 2015-02-10 | 2016-04-20 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Омский государственный технический университет" | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его реализации |
RU2643073C1 (ru) * | 2016-03-02 | 2018-01-30 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет" | Способ спуска отделяющейся части ракеты-носителя |
RU2746473C1 (ru) * | 2020-05-13 | 2021-04-14 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Омский государственный технический университет"(ОмГТУ) | Способ спуска ускорителя ступени ракеты-носителя при аварийном выключении жрд и устройство для его реализации |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2012129626A (ru) | 2014-01-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5626310A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
US6029928A (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
RU2506206C1 (ru) | Способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения и устройство для его осуществления | |
US10669047B2 (en) | System and method for hypersonic payload separation | |
CN202439843U (zh) | 飞碟航天器 | |
RU2315261C2 (ru) | Устройство стабилизации авиационной крылатой ракеты | |
RU2717406C1 (ru) | Многоразовая космическая система и способ ее управления | |
Foelsche et al. | Progress on the development of a freeflight atmospheric scramjet test technique | |
RU2678616C1 (ru) | Способ использования многоразовой первой ступени ракеты-носителя | |
CN103253372A (zh) | 飞碟航天器 | |
RU2428358C1 (ru) | Космическая головная часть для группового запуска спутников | |
RU2309087C2 (ru) | Ракетоноситель горизонтального взлета без разбега, с низкотемпературным планированием в атмосфере и с мягким приземлением - ргв "витязь" | |
Davidson et al. | Crew exploration vehicle ascent abort overview | |
RU2579409C1 (ru) | Способ поражения надводных и наземных целей гиперзвуковой крылатой ракетой и устройство для его осуществления | |
Russo | Next generations space transportation systems | |
RU2724001C2 (ru) | Способ авиационно-космического выведения на околоземную орбиту малых искусственных спутников | |
RU2633973C1 (ru) | Ракетный двигатель твердого топлива с однократно изменяемым вектором тяги | |
RU2288136C1 (ru) | Авиационно-космический комплекс, самолет, многоступенчатая ракета и способ запуска космического аппарата | |
Polites et al. | Recent events in guidance, navigation and control | |
RU2317923C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2359871C2 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
RU2636447C2 (ru) | Авиационный ракетно-космический комплекс, формируемый на базе ракеты космического назначения, адаптируемой из МБР ТОПОЛЬ-М, и самолёта-носителя ИЛ-76МФ по выведению малых КА на целевые орбиты путём десантирования РКН из самолёта с применением комбинированной транспортно-пусковой платформы и подъёмно-стабилизирующего парашюта | |
RU2534153C2 (ru) | Способ отработки старта ракеты | |
RU2317922C1 (ru) | Авиационный ракетный комплекс | |
Tadini et al. | Multi-active removal of large abandoned rocket bodies by hybrid propulsion module |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160713 |